XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.750 -0.1903 0.12096 0.11146 -0.0248 0.5630 0.2816 -11.500 -0.1718 0.11994 0.11041 -0.0254 0.5589 0.2838 -11.250 -0.1937 0.11422 0.10459 -0.0266 0.5572 0.2927 -11.000 -0.1694 0.11391 0.10423 -0.0271 0.5532 0.2938 -10.750 -0.1470 0.11341 0.10364 -0.0275 0.5497 0.2953 -10.500 -0.1273 0.11251 0.10273 -0.0282 0.5462 0.2973 -10.250 -0.1522 0.10670 0.09685 -0.0292 0.5447 0.3068 -10.000 -0.1266 0.10643 0.09659 -0.0297 0.5409 0.3078 -9.750 -0.1030 0.10597 0.09614 -0.0303 0.5375 0.3092 -9.500 -0.0825 0.10519 0.09534 -0.0308 0.5344 0.3111 -9.250 -0.1108 0.09928 0.08933 -0.0315 0.5333 0.3210 -9.000 -0.0849 0.09908 0.08910 -0.0320 0.5304 0.3220 -8.750 -0.0607 0.09873 0.08871 -0.0324 0.5276 0.3233 -8.500 -0.0394 0.09811 0.08802 -0.0328 0.5251 0.3250 -8.000 -0.0449 0.09189 0.08175 -0.0338 0.5211 0.3365 -7.750 -0.0194 0.09162 0.08151 -0.0343 0.5179 0.3376 -7.500 0.0035 0.09111 0.08102 -0.0348 0.5149 0.3392 -7.000 -0.0074 0.08469 0.07451 -0.0354 0.5114 0.3513 -6.750 0.0188 0.08452 0.07434 -0.0358 0.5089 0.3524 -6.500 0.0429 0.08416 0.07396 -0.0361 0.5066 0.3538 -6.000 0.0255 0.07746 0.06713 -0.0362 0.5039 0.3667 -5.750 0.0518 0.07737 0.06699 -0.0365 0.5018 0.3677 -5.500 0.0772 0.07718 0.06684 -0.0369 0.4994 0.3689 -5.250 0.0997 0.07672 0.06644 -0.0374 0.4967 0.3704 -5.000 0.1179 0.07589 0.06565 -0.0377 0.4942 0.3726 -4.750 0.1233 0.07402 0.06379 -0.0378 0.4922 0.3772 -3.250 0.0291 0.05238 0.04192 -0.0335 0.4840 0.4185 -2.750 -0.1623 0.04095 0.03006 -0.0133 0.4834 0.4373 -2.500 -0.1293 0.04108 0.03021 -0.0143 0.4814 0.4385 -2.250 -0.1003 0.04114 0.03024 -0.0147 0.4796 0.4397 -2.000 -0.0796 0.04120 0.03035 -0.0143 0.4774 0.4412 -1.750 -0.0663 0.04121 0.03047 -0.0130 0.4749 0.4430 -1.500 -0.0567 0.04111 0.03042 -0.0112 0.4726 0.4451 -1.250 -0.0513 0.04084 0.03016 -0.0089 0.4703 0.4478 -1.000 -0.0512 0.04030 0.02957 -0.0059 0.4682 0.4511 -0.750 -0.0543 0.03952 0.02865 -0.0025 0.4661 0.4547 -0.500 -0.0517 0.03881 0.02779 0.0002 0.4642 0.4576 -0.250 -0.0263 0.03879 0.02780 0.0001 0.4622 0.4590 0.000 0.0000 0.03878 0.02779 0.0000 0.4604 0.4605 0.250 0.0263 0.03879 0.02780 -0.0001 0.4590 0.4622 0.500 0.0517 0.03881 0.02779 -0.0002 0.4576 0.4642 0.750 0.0543 0.03952 0.02866 0.0025 0.4547 0.4661 1.000 0.0512 0.04030 0.02957 0.0059 0.4511 0.4682 1.250 0.0514 0.04083 0.03016 0.0089 0.4478 0.4704 1.500 0.0567 0.04111 0.03042 0.0112 0.4451 0.4726 1.750 0.0665 0.04121 0.03046 0.0130 0.4430 0.4749 2.000 0.0797 0.04119 0.03035 0.0143 0.4412 0.4774 2.250 0.1006 0.04113 0.03024 0.0147 0.4397 0.4796 2.500 0.1295 0.04108 0.03020 0.0143 0.4385 0.4814 2.750 0.1626 0.04095 0.03006 0.0133 0.4373 0.4834 3.250 -0.0389 0.05322 0.04277 0.0338 0.4175 0.4838 5.250 -0.0989 0.07671 0.06643 0.0373 0.3704 0.4967 5.500 -0.0763 0.07718 0.06683 0.0368 0.3689 0.4994 5.750 -0.0509 0.07737 0.06699 0.0363 0.3677 0.5018 6.000 -0.0246 0.07745 0.06712 0.0360 0.3667 0.5039 6.500 -0.0418 0.08416 0.07395 0.0360 0.3538 0.5067 6.750 -0.0178 0.08452 0.07434 0.0356 0.3524 0.5089 7.000 0.0085 0.08469 0.07451 0.0352 0.3514 0.5114 7.500 -0.0022 0.09111 0.08102 0.0346 0.3393 0.5149 7.750 0.0208 0.09162 0.08151 0.0341 0.3376 0.5179 8.000 0.0463 0.09189 0.08174 0.0336 0.3365 0.5212 8.500 0.0409 0.09812 0.08803 0.0325 0.3251 0.5251 8.750 0.0622 0.09874 0.08871 0.0321 0.3233 0.5277 9.000 0.0864 0.09910 0.08912 0.0317 0.3220 0.5304 9.250 0.1123 0.09930 0.08935 0.0313 0.3210 0.5334 9.500 0.0842 0.10520 0.09535 0.0305 0.3111 0.5345 9.750 0.1047 0.10599 0.09616 0.0300 0.3092 0.5376 10.000 0.1284 0.10645 0.09661 0.0295 0.3078 0.5410 10.250 0.1539 0.10672 0.09687 0.0289 0.3068 0.5448 10.750 0.1490 0.11343 0.10367 0.0272 0.2953 0.5497 11.000 0.1713 0.11393 0.10425 0.0268 0.2938 0.5533 11.250 0.1957 0.11425 0.10462 0.0263 0.2928 0.5573 11.750 0.1924 0.12101 0.11151 0.0244 0.2816 0.5632 12.000 0.2144 0.12162 0.11214 0.0238 0.2801 0.5677 12.250 0.2387 0.12200 0.11250 0.0232 0.2790 0.5725 12.750 0.2367 0.12878 0.11945 0.0210 0.2682 0.5784 13.000 0.2575 0.12943 0.12018 0.0205 0.2666 0.5833